DE1456085C

DE1456085C - Airplane with gas turbine jet fogger through which gas flows axially

Info

Publication number: DE1456085C
Authority: DE
Inventors: Geoffrey Light Taylor Mau nee lan Derby Derbyshire Wilde (Großbntan men)
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Publication date: 1971-01-21

Description

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit einem Gehäuse, in dem ein axial durchströmtes Gasturbinenstrahltriebwerk untergebracht ist, von dem Verdichterluft durch eine Vielzahl von Öffnungen, die ringförmig auf dem Außenumfang des Triebwerks verteilt sind, abgezapft wird und von einem Ringkanal an der Außenseite des Triebwerks aufgefangen und weitergeleitet wird.The invention relates to an aircraft with a housing in which an axially flowed through gas turbine jet engine is housed by the compressor air through a plurality of openings that are distributed in a ring on the outer circumference of the engine, tapped and from an annular channel is collected and passed on on the outside of the engine.

Bei bekannten Flugzeugaufbauten dieser Art war ein großer Ringraum zwischen dem Flugzeuggehäuse und dem Triebwerksgehäuse vorgesehen, um die Anzapfluftringleitung aufzunehmen, die als getrennter Bauteil ausgeführt und am Triebwerksgehäuse verschraubt war. Hierdurch ergibt sich ein relativ großer Durchmesser des Triebwerksgehäuses.In known aircraft superstructures of this type, there was a large annular space between the aircraft housing and the engine casing provided to accommodate the bleed air duct, which is considered to be separate Component was executed and screwed to the engine housing. This results in a relatively large one Engine casing diameter.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, den Gehäusedurchmesser und damit den Strömungswiderstand zu verringern.The invention is based on the object of the housing diameter and thus the flow resistance to reduce.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe bei einem Flugzeug der eingangs genannten Bauart dadurch gelöst, daß das Flugzeuggehäuse die Wand der Außenseite des Ringkanals bildet, wobei Ringdichtungen zwischen dem Triebwerksgehäuse und dem Flugzeuggehäuse den Ringkanal in Richtung zum vorderen und hinteren Triebwerksende abschließen. Damit fällt die bei herkömmlichen Flugzeugen vorgesehene getrennte Ringleitung weg, und Flugzeuggehäuse und Triebwerk können dichter benachbart zueinander angeordnet werden. Durch Wegfall der getrennten Ringleitungen wird außerdem Gewicht eingespart.According to the invention, this object is achieved in an aircraft of the type mentioned at the beginning solved that the aircraft housing forms the wall of the outside of the annular channel, with ring seals between the engine housing and the aircraft housing the annular channel in the direction of complete the front and rear end of the engine. This eliminates the one provided for conventional aircraft separate ring main away, and the aircraft casing and engine can be more closely spaced be arranged to each other. The elimination of the separate ring lines also adds weight saved.

Gemäß einer bevorzugten Ausführung der Erfindung bestehen die Ringdichtungen aus aufblasbaren Schläuchen. Dies ist insbesondere im Hinblick auf den Ein- und Ausbau der Triebwerke zweckmäßig, da bei der Montage die Schläuche entleert werden können und nach erfolgtem Einbau die Dichtung einfach durch Aufblasen der Schläuche hergestellt werden kann.According to a preferred embodiment of the invention, the ring seals consist of inflatable Hoses. This is particularly useful with regard to the installation and removal of the engines, because the hoses can be emptied during assembly and the seal after installation can be made simply by inflating the tubes.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist das Profil des Ringkanals durch eine ringförmige Vertiefung In der Wand des Flugzeuggehäuses erweitert, wobei der Ringkanal und seine Erweiterung durch eine Wand mit Durchlaßöffnungen getrennt sein können, wobei diese Durchlaßöffnungen um so größer sind, je weiter sie von dem gemeinsamen Auslaß des Ringkanals entfernt liegen. Hierdurch wird eine gleichmäßige Wärmebeanspruchung der Gehäuseteile gewährleistet.According to a further embodiment of the invention, the profile of the annular channel is an annular one Depression In the wall of the aircraft housing expanded, the annular channel and its expansion can be separated by a wall with passage openings, these passage openings the greater they are, the further they are from the common Outlet of the annular channel are removed. This results in an even thermal load the housing parts guaranteed.

Statt dessen kann zur gleichmäßigen Verteilung der Luft die Anordnung auch derart getroffen werden, daß im Ringkanal im Bereich jeder Öffnung in der Triebwerkswand zur Regelung des Luftaustritts Schaufelkaskaden vorgesehen sind, wobei die Schaufeln so ausgebildet sind, daß ihr Strömungswiderstand um so größer ist, je näher die zugehörige Öffnung dem gemeinsamen Auslaß des Ringkanals liegt.Instead, for an even distribution of the air, the arrangement can also be made in such a way that that in the ring duct in the area of each opening in the engine wall to regulate the air outlet Blade cascades are provided, the blades are designed so that their flow resistance the closer the associated opening is to the common outlet of the annular channel, the larger it is.

Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigtExemplary embodiments of the invention are described below with reference to the drawing. In the Drawing shows

F i g. 1 eine Grundansicht eines erfindungsgemäß ausgebildeten Flugzeugs,F i g. 1 shows a basic view of an aircraft designed according to the invention,

F i g. 2 in größerem Maßstab einen Schnitt nach der Linie 2-2 gemäß Fig. 1,F i g. 2 on a larger scale a section along the line 2-2 according to FIG. 1,

F i g. 3 einen Teilschnitt des Aufbaus nach Fi g. 2 in größcrem Maßstab,F i g. 3 shows a partial section of the structure according to FIG. 2 on a larger scale,

F i g. 4 eine der F i g. 3 entsprechende Darstellung einer abgewandelten Ausführungsform der Erfindung.F i g. 4 one of the F i g. 3 corresponding representation of a modified embodiment of the invention.

Das Flugzeug 10 besitzt einen Rumpf 11 mit pfeilförmigen Tragflügeln 12, einem Leitwerk 13 und zwei in Längsrichtung verlaufenden, benachbart zum Rumpf beidseitig an diesem vorgesehenen Gehäusen 14. Ein Gasturbinenstrahltriebwerk 15 im Rumpf 11 wird über Lufteinlässe 16 am Vorderende der Gehäuse 14 mit Luft gespeist.The aircraft 10 has a fuselage 11 with arrow-shaped shapes Airfoils 12, a tail unit 13 and two longitudinally extending, adjacent to Casings 14 provided on both sides of the fuselage. A gas turbine jet engine 15 in the fuselage 11 is fed with air via air inlets 16 at the front end of the housing 14.

Die Abgase des Triebwerks 15 treten durch eine Düse 17 aus. In jedem der Gehäuse 14 sind hintereinander sieben senkrecht stehende Hubtriebwerke 18 montiert, die zum Zwecke des Senkrechtstarts und der Senkrechtlandung einen vertikal nach oben gerichteten Schub erzeugen.The exhaust gases from the engine 15 exit through a nozzle 17. In each of the housings 14 are one behind the other seven vertical lift engines 18 mounted, for the purpose of vertical take-off and vertical landing produce a vertical upward thrust.

Jedes Triebwerk 18 besitzt einen Verdichter, eine Brennkammer und eine Turbine, deren Abgase nach unten ausgestoßen werden, um den Vertikalschub zu liefern. Jedes Triebwerk besitzt ein Triebwerksgehäuse 20 und ist in einem Flugzeuggehäuse 21 mit Wabenstruktur abgedichtet. Jedes Triebwerksgehäuse 20 besitzt mehrere Luftablaßöffnungen 22, durch welche vom Verdichter des Triebwerks abgezapfte Luft strömen kann. An den über den Umfang des Triebwerksgehäuses 20 herum angeordneten Öffnungen 22 und in deren axialer Höhe besitzt das Flugzeuggehäuse 21 eine ringförmige Vertiefung 23, die einen Ringkanal 24 bildet.Each engine 18 has a compressor, a combustion chamber and a turbine, the exhaust gases after ejected below to provide vertical thrust. Each engine has an engine housing 20 and is sealed in an aircraft housing 21 with a honeycomb structure. Every engine casing 20 has a plurality of air outlet openings 22 through which the engine's compressor tapped Air can flow. At the openings arranged around the circumference of the engine housing 20 22 and at its axial height, the aircraft housing 21 has an annular recess 23 which forms an annular channel 24.

Am Triebwerksgehäuse 20 sind in der Höhe versetzt über bzw. unter den Öffnungen 22 ringförmige Schultern 25 vorgesehen, gegen die sich ringförmige Dichtungen in Gestalt von Schläuchen 26 anlegen können, um den Ringraum zwischen dem Triebwerksgehäuse 20 und der ringförmigen Vertiefung 23 abzudichten. Dieser abgedichtete Ringraum bildet den Ringkanal 24 für die aus den Öffnungen 22 austretende Luft. Die sich im Ringkanal 24 ansammelnde Luft strömt durch einen gemeinsamen Auslaß 27 zu Verbrauchern innerhalb des Flugzeugs, z. B. zu Stabilisierungsdüsen, Druckluftmotoren u. dgl.On the engine housing 20 are offset in height above and below the openings 22 are annular Shoulders 25 are provided against which ring-shaped seals in the form of hoses 26 are applied can to seal the annular space between the engine housing 20 and the annular recess 23. This sealed annular space forms the annular channel 24 for the exiting from the openings 22 Air. The air that collects in the annular channel 24 flows through a common outlet 27 Consumers within the aircraft, e.g. B. to stabilizing nozzles, air motors and the like.

Innerhalb des Ringkanals 24 sind im Bereich jeder Öffnung 22 in der Triebwerkswand zur Regelung des Luftaustritts Schaufelkaskaden vorgesehen, deren Schaufeln 30 so ausgebildet sind, daß ihr Strömungswiderstand um so größer ist, je näher die zugehörige Öffnung dem gemeinsamen Auslaß 27 des Ringkanals Hegt. Demzufolge haben die Schaufeln 30 an den vom gemeinsamen Auslaß 27 am weitesten entfernt liegenden Öffnungen 22 einen verhältnismäßig kleinen Aufprallwinkel für die aus den Öffnungen 22 ausströmende Luft und setzen dieser Luft- einen verhältnismäßig geringen Widerstand entgegen. Die Schaufeln 30 an den dem gemeinsamen Auslaß 27 benachbart liegenden Öffnungen 22 besitzen dagegen einen relativ großen Aufprallwinkel und setzen der durch diese Öffnungen 22 strömenden Luft einen entsprechend größeren Widerstand entgegen. Durch diese Anordnung der Schaufelkaskaden kann der Luftstrom durch die Öffnungen 22 um den ganzen Umfang des Triebwerks 18 im wesentlichen konstant gehalten werden, so daß das Auftreten thermisch hochbeanspruchter Stellen verhindert wird.Within the annular channel 24 are in the area of each opening 22 in the engine wall to regulate the Air outlet blade cascades are provided, the blades 30 of which are designed so that their flow resistance the closer the associated opening to the common outlet 27 of the annular channel, the larger it is Cherishes. As a result, the blades 30 have the farthest from the common outlet 27 openings 22 lying in a relatively small angle of impact for those from the openings 22 outflowing air and oppose this air a relatively low resistance. the Blades 30 at the openings 22 adjacent to the common outlet 27 have against it have a relatively large impact angle and set the air flowing through these openings 22 a correspondingly to face greater resistance. This arrangement of the blade cascades allows the Air flow through the openings 22 around the entire circumference of the engine 18 is substantially constant are held, so that the occurrence of thermally highly stressed areas is prevented.

Die Anwendung aufblasbarer Schläuche 26 zum Abdichten der Triebwerke 18 innerhalb der Flugzeuggehäuse 21 erleichtert den Ein- und Ausbau der Triebwerke 18 beträchtlich. Die Triebwerke 18 können eingesetzt werden, bevor die Schläuche 26 aufgeblasen sind, und diese Schläuche 26 bilden nach dem Aufblasen eine zuverlässige Dichtung gegenüber dem Triebwerksgehäuse 20.The use of inflatable hoses 26 to seal the engines 18 within the aircraft casings 21 facilitates the installation and removal of the engines 18 considerably. The engines 18 can be used before the tubes 26 are inflated, and these tubes 26 emulate a reliable seal with respect to the engine housing 20 upon inflation.

Das Flugzeug ist mit einer nichtdargestellten Vorrichtung versehen, durch die die Schläuche 26 nach dem Einbau der Triebwerke entleert und wieder aufgeblasen werden können, so daß diese Schläuche 26 als »Ablaßventile« benutzt werden können, um die vom Verdichter abgezapfte Luft unmittelbar an die Außenluft ablassen zu können. Dies ist insbesondere dann von Vorteil, wenn der Verdichter beim Hochlauf des Triebwerks entlastet werden soll.The aircraft is with a device not shown provided, through which the hoses 26 deflated and re-inflated after installation of the engines can be so that these hoses 26 can be used as "drain valves" to the to be able to release the air drawn off by the compressor directly to the outside air. This is particular this is advantageous if the compressor is to be relieved when the engine is running up.

F i g. 4 zeigt eine weitere Ausführungsform zur Leitung der durch die öffnungen 22 in den Ringkanal 24 eintretenden Luft. Die den F i g. 3 und 4 gemeinsamen Teile tragen die gleichen Bezugszeichen. Bei der Anordnung nach Fig. 4 ist an Stelle der Schaufelkaskaden 30 eine gelochte Wand 40 vorgesehen. Die Durchlässe 41 dieser Wand 40 liegen jeweils neben einer entsprechenden öffnung 22. Diese Durchlässe 41 bilden die einzige Verbindung zwischen den Öffnungen 22 und dem durch die ringförmige Vertiefung 23 gebildeten Teil des Ringkanals 24, so daß die durch die Öffnungen 22 strömende Luft durch die Durchlässe 41 hindurchtreten muß, um den Ringkanal und den Auslaß 27 zu erreichen. Die Größe dieser Durchlässe ist unterschiedlich je nach Entfernung vom gemeinsamen Auslaß 27. Je weiter die Öffnungen vom Auslaß weg liegen, desto größer sind sie. Auf diese Weise wird die durch die Öffnungen 22 strömende Luft in ähnlicher Weise gesteuert wie durch die Schaufelkaskaden nach F i g. 3, so daß die Luftverteilung über den gesamten Umfang des Triebwerks im wesentlichen konstant ist.F i g. 4 shows a further embodiment for guiding the through the openings 22 into the annular channel 24 incoming air. The F i g. Parts that are common to 3 and 4 have the same reference numerals. In the arrangement according to FIG. 4, a perforated wall 40 is provided instead of the blade cascade 30. The passages 41 of this wall 40 are each located next to a corresponding opening 22 Passages 41 form the only connection between the openings 22 and the through the annular Recess 23 formed part of the annular channel 24, so that the flowing through the openings 22 Air must pass through the passages 41 in order to reach the annular channel and the outlet 27. The size of these passages is different depending on the distance from the common outlet 27. Depending The further the openings are from the outlet, the larger they are. In this way, the Openings 22 controlled air flowing in a manner similar to that through the blade cascade according to FIG. 3, so that the air distribution over the entire circumference of the engine is essentially constant.

Die wabenförmigen Flugzeuggehäuse 21 bilden einen integralen Bestandteil des Flugzeugaufbaus und verstärken die Flugzeugzelle an jenen Stellen, die sonst wegen der Anordnung der Gehäuse geschwächt würden. Wie aus F i g. 2 ersichtlich, sind um die Einlasse der Triebwerke herum aufblasbare Ringe 42 vorgesehen, die in der Zeichnung entleert dargestellt sind. Im aufgeblasenen Zustand bilden sie glatte Lufteinlässe für die Triebwerke 18. Über jedem Triebwerk 18 sind Schwenkklappen 43 angeordnet, die während des Betriebs der Triebwerke 18 geöffnet werden.The honeycomb aircraft housing 21 form an integral part of the aircraft structure and reinforce the airframe in those places that would otherwise be weakened because of the arrangement of the housing would. As shown in FIG. 2, there are inflatable rings 42 around the inlets of the engines provided, which are shown empty in the drawing. When inflated, they form smooth Air inlets for the engines 18. Swivel flaps 43 are arranged above each engine 18, which are opened during the operation of the engines 18.

Dadurch, daß die Ablaßluftleitung zwischen dem Triebwerk und dem.Triebwerksgehäuse gelagert ist, ergibt sich eine zweckmäßige Vereinigung zwischen Triebwerk und Flugzeuggehäuse. Außerdem wird der Gesamtdurchmesser und damit auch der Durchmesser des im Flugzeug vorzusehenden Gehäuses verkleinert, und es wird ein stabiler Aufbau geschaffen. Da die Leitung außerhalb des Triebwerks angeordnet ist, ist auch die Lage des Auslasses 27 nicht fest, sondern es kann dieser Auslaß auch an einer anderen Stelle des Flugzeugs vorgesehen werden.Because the exhaust air line is mounted between the engine and the engine housing, this results in an expedient union between the engine and the aircraft housing. In addition, the Overall diameter and thus also the diameter of the housing to be provided in the aircraft reduced, and a stable structure is created. Because the line is located outside the engine is, the position of the outlet 27 is not fixed, but this outlet can also be at another Location of the aircraft.

Die Erfindung wurde vorstehend in Verbindung mit Hubstrahltriebwerken beschrieben. Sie ist jedoch auch horizontal angeordnete Vorwärtsschubtriebwerke anwendbar.The invention has been described above in connection with reciprocating jet engines. However, she is horizontally arranged forward thrusters can also be used.

Claims

Patent claims:

1. Aircraft with a housing in which an axially flowed through gas turbine jet engine is housed, from the compressor air through a plurality of openings that are annular on the outer circumference of the engine are distributed, is tapped and from an annular channel on the Outside of the engine is collected and forwarded, characterized in that that the aircraft housing (21) forms the wall of the outside of the annular channel (24), wherein Ring seals (26) between the engine housing (20) and the aircraft housing, the ring channel complete towards the front and rear end of the engine.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the ring seals (26) made of inflatable Hoses exist.

3. Aircraft according to claim 1 and 2, characterized in that the profile of the annular channel (24) expanded by an annular recess (23) in the wall of the aircraft housing (21) is, wherein the annular channel and its extension through a wall (40) with passage openings (41) can be separated.

4. Aircraft according to claim 3, characterized in that the passage openings (41) so are larger, the further they are from the common outlet (27) of the annular channel.

5. Aircraft according to claim 1 and 2, characterized in that in the annular channel in the area each opening (22) in the engine wall is provided for regulating the air outlet blade cascades are, the blades (30) are designed so that their flow resistance around the closer the associated opening is to the common outlet (27) of the annular channel located.

1 sheet of drawings